Juno IV
Wie immer, wenn ich an meinen Büchern arbeite, und sei es auch nur an einer Neuauflage / Split wie gerade bei den US-Trägerraketen überprüfe ich alles und suche nach wegen etwas zu ergänzen. Dabei konnte ich über die geplante Juno IV Rakete deutlich mehr in Erfahrung bringen, dass ich euch nicht vorenthalten will.
Die Juno IV war eine deutliche Weiterentwicklung der Juno II. Es war ein sehr kurzlebiges Projekt. Erste Mittel gab es im August 1958, schon am 16.10.1958 wurde es wieder eingestellt. Einige der Resultate wurde in das von der NASA finanzierte Vega-Projekt (eine Oberstufe für die Atlas) übernommen, das allerdings auch zugunsten der Entwicklung der Centaur eingestellt wurde.
Die Juno III als nächste Version basierte auf der Juno II, hatte ebenso wie diese ein Bündel von Oberstufen, allerdings etwas größere Feststofftriebwerke von der Grand Central Rocket Company. Diese Version sollte etwa 20 Prozent mehr Nutzlast als die Juno II aufbringen. Die Juno III blieb ein Papierprojekt. Die Juno IV sollte die Nutzlast dagegen um den Faktor fünf bis zehn steigern.
Die Wahl der Oberstufen erfolgte nach Analyse von potenziellen Nutzlasten für diese Rakete. Es wurde geschlussfolgert, das für die größere Oberstufe ein Schub von 45.000 Pfund (200 kN) und für die kleinere Oberstufe ein Schub von 6.000 Pfund (26,7 kN) benötigt wurde. Gemessen an der Masse der Stufen ist dies für die größere Stufe ein hoher Schub. Das war aber damals „normal“. Die Able Oberstufe der Vanguard hatte 33 kN Schub bei nur 2 t Masse und die erste Agena 71 kN bei 3,7 t Masse. Warum das vorhandene Triebwerk AJ-10 mit 33 kN Schub allerdings nicht in Betracht gezogen wurde, geht aus dem Report nicht hervor.
Beide Oberstufen hatten denselben Durchmesser und waren so austauschbar, das heißt eine Juno IV konnte entweder mit beiden Oberstufen oder nur mit der größeren oder kleineren Oberstufe eingesetzt werden. Der gleiche Durchmesser erlaubte dies, da es so nur einen Adapter zwischen Jupiter und Oberstufe gibt. Beide Oberstufen hatten getrennte Tanks.
Das größere Triebwerk kann aus dem vorhandenen Grand Central GE-405H Triebwerk mit 33.000 Pfund (150 kN) Schub entwickelt werden. Es gab bis Einstellung des Programms drei Zündungen einer schubgesteigerten Version des GE-405H Triebwerks. Der Schub von 6.000 Pfund für die dritte Stufe erfolgte aufgrund der vorhandenen Beschränkungen von Testständen. Als Treibstoff für beide Stufen wurden Hydrazin und Stickstofftetroxid im Mischungsverhältnis von 1: 1,1 gewählt.
Beide Stufen hatten einen Durchmesser von 70 Zoll (178 cm) und bestanden aus der Standard Aluminiumlegierung Al 2014-T6. Die Verschweißung erfolgte mit derselben Technik wie bei der Thor Mittelstreckenrakete. Die Treibstoffförderung erfolgte bei der größeren Oberstufe durch ein „hybrides System“, das bei Untersuchungen am besten in Bezug auch Performance und Gewicht abschnitt. Dabei gibt es einen eigenen Hydrazintank für den Gasgenerator. Er spaltet das Hydrazin katalytisch in Stickstoff und Wasserstoff, dabei wird Energie frei. Dieses heiße Gasgemisch wird genutzt, um den Hydrazintank zu beaufschlagen. Beim Oxidatortank ist es dagegen Helium aus vier Heliumflaschen das durch einen Wärmeaustauscher am Triebwerk erhitzt wird.
Als Tankdruck dieser Druckgasförderung wurde 23 bar selektiert. Die Brennkammer arbeitete mit 13,8 Bar. Ein Teil des heißen Gases des Gasgenerators für den Hydrazintank wurde genutzt, um die Rollachsendüsen mit 156 N Schub zu betreiben. In Nick- und Gierachse war das Triebwerk schwenkbar. Das Triebwerk hat eine Düse mit einem Expansionsverhältnis von 20.
Auch für die kleinere Stufe wurde die Kombination Hydrazin / Stickstofftetroxid gewählt, ebenfalls in Druckgasförderung. Die Druckbeaufschlagung erfolgte hier aber alleine durch Helium, dass am Triebwerk erhitzt wurde. Hier betrug der Tankdruck 17,2 Bar und der Brennkammerdruck 10,3 Bar. Die Düse hat ein Expansionsverhältnis von 25.
Die Jupiter konnte in diesem Falle nicht voll betankt werden, da eine Startmasse von 137.500 Pfund (62.400 kg) als Obergrenze für die Rakete angenommen wurde. Die Stufentrockenmassen wurden von mir geschätzt, der maximale Treibstoffvorrat steht dagegen fest.
Die Rakete war nicht zu Ende spezifiziert, selbst die Treibstoffkombination war noch in der Diskussion. Das Triebwerk der größeren Oberstufe sollte z.B. beim Vega-Projekt eingesetzt werden, dort aber mit LOX/RP-1 als Treibstoff.
Die Treibstoffzuladung war in allen Stufen variabel, weil sie bei voller Befüllung aller Stufen nicht hätte abheben können. Die Jupiter fasste zwischen 40.800 und 51.200 kg Treibstoff, die große Oberstufe zwischen 9.500 und 11.100 kg Treibstoff, die kleine zwischen 1.790 und 4.080 kg Treibstoff. Die Trockenmasse ist geringem Maße anpassbar, indem man Heliumdruckgasflaschen weglässt. Ebenso wurde überlegt, Kerosin in der Jupiter durch Hydrazin zu ersetzen, weil dies einen leicht höheren spezifischen Impuls versprach.
Für Hochenergiemissionen wäre sie mit einer nicht spezifizierten festen vierten Stufe ausgerüstet worden. Das Datenblatt basiert auf den maximalen Treibstoffmassen und gängigen Trockenmassen für ähnliche Stufen. Ich komme aber nicht auf die genannten hohe Nutzlast. Die im Datenblatt skizzierte Version kommt auf etwa 600 kg Nutzlast in einen 200 km Orbit.
Datenblatt Juno IV |
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|
Abmessungen: Startgewicht: Max. Nutzlast: |
2,67 m Durchmesser, 30,35 m Höhe max. 62.370 kg 490 kg in einen 480 km LEO (kleine Oberstufe) 998 kg in einen 480 km LEO (beide Oberstufen) 163 kg in eine Mondtransferbahn (beide Oberstufen) 167 kg zum Mars (beide Oberstufen + Kickstufe) |
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|
Jupiter |
Stufe 2 |
Stufe 3 |
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|---|---|---|---|
|
Länge: |
18,58 m |
~6,20 m |
|
|
Durchmesser: |
2,67 m |
1,78 m |
1,78 m |
|
Startgewicht: |
44.070 kg |
~ 12.935 kg |
~ 4.093 kg |
|
Trockengewicht: |
4.271 kg |
~ 1.800 kg |
~ 680 kg |
|
Schub Meereshöhe: |
667,2 kN |
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|
Schub Vakuum: |
758,2 kN |
200 kN |
26,7 kN |
|
Triebwerke: |
1 × S-3D |
GE-405H |
|
|
Spezifischer Impuls (Meereshöhe): |
2.404 m/s |
2.511 m/s |
2.531 m/s |
|
Spezifischer Impuls (Vakuum): |
2.766 m/s |
2.837 m/s |
2874 m/s |
|
Brenndauer: |
150 s |
135 s |
450 s |
|
Treibstoff: |
LOX / RP-1 |
Hydrazin / Stickstofftetroxid |
Hydrazin / Stickstofftetroxid |
Hier noch das Ergebnis einer Simulation der Aufstiegskurve der Juno IV:
Rakete: Juno IV
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 62.288 | 550 | 7.825 | 1.635 | 0,88 | 130,00 | 180,00 | 200,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 676 | 28 | 90 | 10 | 0 | 90 | 5 | 10 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 1 | 44.700 | 4.271 | 2.766 | 676,0 | 755,0 | 148,11 | 0,00 |
| 2 | 1 | 12.935 | 1.800 | 2.837 | 170,0 | 200,0 | 157,95 | 150,00 |
| 3 | 1 | 4.093 | 680 | 2.874 | 20,0 | 26,7 | 367,38 | 310,00 |
Rakete: Juno IV
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
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|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 62.288 | 550 | 7.825 | 1.635 | 0,88 | 130,00 | 180,00 | 200,00 | |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
| 676 | 28 | 90 | 10 | 0 | 90 | 5 | 10 | 0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
| 1 | 1 | 44.700 | 4.271 | 2.766 | 676,0 | 755,0 | 148,11 | 0,00 |
| 2 | 1 | 12.935 | 1.800 | 2.837 | 170,0 | 200,0 | 157,95 | 150,00 |
| 3 | 1 | 4.093 | 680 | 2.874 | 20,0 | 26,7 | 367,38 | 310,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,3 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 200 km | 130 km | ||
| Real | 180 km | 225 km | 130 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 27,4 Grad | 241 km | 174 km | 550 kg | 579 kg | 674,1 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 70,0 s | 200,0 s | 500,0 s | ||
| Winkel | 60,9 Grad | 34,4 Grad | -9,0 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,01 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 1,1 m/s |
| Rollprogramm | 5,0 s | 0,02 km | 0,0 km | 0 m/s | 6 m/s | 0 m/s | 6 m/s | -6370 km | 0 km | 1,3 m/s |
| Winkelvorgabe | 70,0 s | 5,32 km | 0,0 km | 225 m/s | 188 m/s | 0 m/s | 293 m/s | -6357 km | 6 km | 6,7 m/s |
| Brennschluss 1 | 148,1 s | 39,99 km | 0,8 km | 1283 m/s | 820 m/s | 0 m/s | 1523 m/s | -6220 km | 65 km | 24,8 m/s |
| Zündung 2 | 150,0 s | 41,53 km | 0,8 km | 1283 m/s | 803 m/s | 0 m/s | 1513 m/s | -6220 km | 65 km | -9,7 m/s |
| Winkelvorgabe | 200,0 s | 80,63 km | 4,3 km | 1758 m/s | 721 m/s | 0 m/s | 1900 m/s | -6120 km | 98 km | 4,7 m/s |
| Verkleidung | 246,0 s | 115,01 km | 12,3 km | 2387 m/s | 664 m/s | 0 m/s | 2478 m/s | -6378 km | -6378 km | 9,1 m/s |
| Zündung 3 | 310,0 s | 166,04 km | 41,4 km | 3715 m/s | 630 m/s | 0 m/s | 3768 m/s | -5343 km | 198 km | -9,3 m/s |
| Winkelvorgabe | 500,0 s | 240,11 km | 347,8 km | 4866 m/s | -1008 m/s | 0 m/s | 4969 m/s | -4306 km | 227 km | 0,2 m/s |
| Sim End | 674,1 s | 173,65 km | 1185,2 km | 6805 m/s | -2932 m/s | 0 m/s | 7410 m/s | 180 km | 225 km | 12,0 m/s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 1.524,0 m/s | 76,7 km | 26,2 km | 369,8 s | -6.209,4 km | 65,2 km | 30,7 Grad |
| 2: | 3.770,6 m/s | 218,1 km | 723,9 km | 677,2 s | -5.311,4 km | 199,1 km | 28,2 Grad |